【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
本專利技術(shù)涉及自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器，具體為一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法。
技術(shù)介紹
1、現(xiàn)有的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器兼?zhèn)湫盹w行器靈活高機(jī)動性、垂直起降、懸停能力與固定翼飛行器快速巡航、航時長能力等多個優(yōu)點。飛行過程中的空氣動力學(xué)通常是非線性的，在后續(xù)進(jìn)行控制系統(tǒng)的設(shè)計、動態(tài)分析和飛行仿真時，往往需要高精度的非線性空氣動力學(xué)模型，對飛行器的飛行動力學(xué)模型精度提出了更高的要求。
2、飛行動力學(xué)模型的搭建方法有機(jī)理建模和系統(tǒng)辨識建模兩種。由于絕大多數(shù)自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器在運動上以及控制上的多種耦合特性，使機(jī)理建模所搭建模型在精度上較差，無法滿足現(xiàn)代先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計所要求的寬頻域范圍普適性，因此，系統(tǒng)辨識法已經(jīng)成為求取飛行器飛行動力學(xué)模型的一種有效手段，并得到了廣泛的應(yīng)用。
3、而現(xiàn)有技術(shù)中，自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器控制器分配上有所差異，致使其并未考慮螺旋槳差動引起的控制力矩差，且其各控制執(zhí)行器相互獨立，不存在控制面之間的耦合問題，若使用該種方法將造成模型精度較差。并且自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器控制執(zhí)行器數(shù)量較多，且控制器之間的耦合現(xiàn)象顯著，若單獨針對各控制執(zhí)行器進(jìn)行掃頻，將消耗大量的試驗時間成本，且因其自身穩(wěn)定性較差，也將致使試驗成本進(jìn)一步提高。
技術(shù)實現(xiàn)思路
1、針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，本專利技術(shù)提供了一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，解決了現(xiàn)有技術(shù)中，自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器控制執(zhí)行器數(shù)量多，且存在多控制面-螺旋槳耦合、縱向-橫向控制面耦合等顯著的耦
2、為實現(xiàn)以上目的，本專利技術(shù)通過以下技術(shù)方案予以實現(xiàn)：一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，包括以下步驟：
3、a.針對飛行器的動力單元進(jìn)行孤立建模，形成螺旋槳的推力和扭矩與來流速度、轉(zhuǎn)速之間的數(shù)學(xué)模型；
4、b.基于多正弦波相移疊加信號作為系統(tǒng)辨識的輸入激勵，并保證各通道間的輸入在時域和頻域上相互正交；
5、c.通過閉環(huán)系統(tǒng)辨識方法，將多正弦波相移疊加輸入與系統(tǒng)輸入疊加后傳遞至控制執(zhí)行器，獲取系統(tǒng)的動態(tài)響應(yīng)數(shù)據(jù)；
6、d.基于氣動力和力矩的系數(shù)模型對飛行器的動力學(xué)模型進(jìn)行表征，并使用非線性模型表征氣動變化；
7、e.基于動力單元模型，計算動力單元提供的槳拉力及由螺旋槳差動控制產(chǎn)生的力矩差值；結(jié)合多正弦輸入激勵獲取的飛行數(shù)據(jù)，精確計算氣動力和力矩響應(yīng)量，并將其用于系數(shù)模型中對氣動力和力矩的響應(yīng)量進(jìn)行進(jìn)一步計算；
8、f.使用mof方法對模型結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化減少模型的復(fù)雜度，確保辨識模型的精度和穩(wěn)定性。
9、優(yōu)選的，所述步驟a中，動力單元包括有螺旋槳、直流無刷電機(jī)、電子調(diào)速器。
10、優(yōu)選的，在動力單元的孤立建模中，螺旋槳產(chǎn)生的推力和扭矩分別定義為來流速度和螺旋槳轉(zhuǎn)速的函數(shù)，且在給定的來流速度和螺旋槳型號下，對螺旋槳的推力和扭矩進(jìn)行建模，推力和扭矩的計算基于以下關(guān)系式：
11、
12、
13、其中，t表示推力，q表示扭矩，ct表示推力系數(shù)，cq表示扭矩系數(shù)，p為空氣密度，n為螺旋槳轉(zhuǎn)速，dp為螺旋槳槳徑。
14、優(yōu)選的，所述步驟b中的多正弦波相移疊加信號包括一組不同頻率、幅值和相位角的正弦曲線疊加，各輸入通道之間在時域和頻域上相互正交，作用于飛行器的控制執(zhí)行器。
15、優(yōu)選的，每個輸入信號按頻率范圍和激勵時長配置，公式如下：
16、
17、其中，uj(t)表示第j個控制執(zhí)行器的輸入，ak表示第k個正弦分量的振幅，fk表示第k個正弦分量的頻率，φk表示第k個正弦分量的相位角，m表示總正弦分量數(shù)。
18、優(yōu)選的，所述步驟b中，在輸入激勵時，需考慮到激勵輸入的信號類型、頻率范圍、激勵時長、幅值變化因素，以激發(fā)系統(tǒng)的特定動態(tài)特性，其中，設(shè)飛行器有m個控制執(zhí)行器，作用于第j個控制執(zhí)行器的輸入為uj，則由不同相位φk的正弦曲線組成的多正弦輸入信號可以表示為：
19、
20、式中，uj表示第j個控制執(zhí)行器的輸入，φk為相位角，ak是第k個正弦分量的振幅，t是時間序列，長度為總數(shù)據(jù)點數(shù)，即采樣頻率與激勵時長的乘積，t是激勵時長，用于激勵系統(tǒng)頻率范圍的最小值ωmin和最大值ωmax，以此可計算出相關(guān)頻率的總數(shù)m：
21、
22、其中，將與m數(shù)量相當(dāng)?shù)膋交替分配給各個輸入，并且每個k都只能被分配給一個輸入，以保證各輸入在時域和頻域上的正交性；
23、隨后，使用粒子群算法對每個輸入uj的相位角φk進(jìn)行優(yōu)化，以獲得對該輸入的最小相對峰值因子rpf：
24、
25、式中：max(uj)表示uj的最大值，min(uj)表示uj的最小值，n是信號uj的采樣數(shù)據(jù)點數(shù)。
26、優(yōu)選的，所述步驟d中，非線性模型表征的氣動變化包括飛行過程中迎角、側(cè)滑角及角速度的快速變化，以反映飛行器動態(tài)響應(yīng)的真實特性；
27、步驟e中槳拉力和力矩差值計算，基于動力單元模型獲取的槳拉力數(shù)據(jù)和由螺旋槳差動控制產(chǎn)生的力矩差值，結(jié)合飛行過程中采集的加速度、角速度、平移速度數(shù)據(jù)計算氣動力和力矩響應(yīng)量；
28、其中，定義氣動力和力矩(x，y，z，l，m，n)為建模的響應(yīng)變量，同時，定義飛行器的狀態(tài)變量和控制執(zhí)行器的控制變量作為模型的解釋變量，所使用的狀態(tài)變量符合旋翼飛行器系統(tǒng)辨識中的常見標(biāo)準(zhǔn)，包括：平移速度分量(u，v，w)，角速度分量(p，q，r)，電機(jī)轉(zhuǎn)速(n1，n2，n3，n4，n5，n6，n7，n8)，舵面偏角(e1，e2，e3，e4)，以x軸方向的力為例，系統(tǒng)系數(shù)方程如下：
29、
30、優(yōu)選的，所述步驟e中，在系數(shù)模型中對氣動力和力矩的響應(yīng)量進(jìn)行進(jìn)一步計算時，通過在機(jī)體軸下對飛行器進(jìn)行受力分析，以得到飛行器在多正弦輸入激勵下的受力狀況和響應(yīng)特性，其中：
31、對飛行器在機(jī)體軸下進(jìn)行受力分析可得：
32、faero＝(ma-greb+t)rbv
33、式中：m是飛行器重量，a是機(jī)體系下的加速度，g是重力，t是螺旋槳拉力，來自動力單元風(fēng)洞試驗所建立的數(shù)據(jù)庫，reb是大地系到機(jī)體系的旋轉(zhuǎn)矩陣，rbv是速度系到機(jī)體系的旋轉(zhuǎn)矩陣；
34、基于螺旋槳的差動，則可得氣動力矩為：
35、
36、式中：ixx為x軸轉(zhuǎn)動慣量，iyy為y軸轉(zhuǎn)動慣量，izz為z軸轉(zhuǎn)動慣量，ixz為x軸和z軸之間的轉(zhuǎn)動慣量，p、q和r分別為飛行器在機(jī)體坐標(biāo)系下的滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度和偏航角速度，分別為滾轉(zhuǎn)角速度的變化率、俯仰角速度的變化率和偏航角速度的變化率，t＝(t1，t2，t3，t4，t5，t6，t7，t8)t，為各螺旋槳產(chǎn)生的拉力，每個ti對應(yīng)一個螺旋槳的本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護(hù)點】
1.一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，所述步驟A中，動力單元包括有螺旋槳、直流無刷電機(jī)、電子調(diào)速器。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，在動力單元的孤立建模中，螺旋槳產(chǎn)生的推力和扭矩分別定義為來流速度和螺旋槳轉(zhuǎn)速的函數(shù)，且在給定的來流速度和螺旋槳型號下，對螺旋槳的推力和扭矩進(jìn)行建模，推力和扭矩的計算基于以下關(guān)系式：
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，所述步驟B中的多正弦波相移疊加信號包括一組不同頻率、幅值和相位角的正弦曲線疊加，各輸入通道之間在時域和頻域上相互正交，作用于飛行器的控制執(zhí)行器。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，每個輸入信號按頻率范圍和激勵時長配置，公式如下：
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，所述步驟B中，在
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，所述步驟D中，非線性模型表征的氣動變化包括飛行過程中迎角、側(cè)滑角及角速度的快速變化，以反映飛行器動態(tài)響應(yīng)的真實特性；
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，所述步驟E中，在系數(shù)模型中對氣動力和力矩的響應(yīng)量進(jìn)行進(jìn)一步計算時，通過在機(jī)體軸下對飛行器進(jìn)行受力分析，以得到飛行器在多正弦輸入激勵下的受力狀況和響應(yīng)特性，其中：
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，所述步驟F中，使用MOF方法對模型結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化時，通過最小化預(yù)測平方誤差，獲得質(zhì)量更高的模型，提升模型的精度。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，基于PSE的全局最小值來優(yōu)化模型結(jié)構(gòu)，并根據(jù)模型項的貢獻(xiàn)對模型項進(jìn)行增減優(yōu)化，具體包括以下步驟：
...【技術(shù)特征摘要】
1.一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，所述步驟a中，動力單元包括有螺旋槳、直流無刷電機(jī)、電子調(diào)速器。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，在動力單元的孤立建模中，螺旋槳產(chǎn)生的推力和扭矩分別定義為來流速度和螺旋槳轉(zhuǎn)速的函數(shù)，且在給定的來流速度和螺旋槳型號下，對螺旋槳的推力和扭矩進(jìn)行建模，推力和扭矩的計算基于以下關(guān)系式：
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，所述步驟b中的多正弦波相移疊加信號包括一組不同頻率、幅值和相位角的正弦曲線疊加，各輸入通道之間在時域和頻域上相互正交，作用于飛行器的控制執(zhí)行器。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，每個輸入信號按頻率范圍和激勵時長配置，公式如下：
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種新的自傾轉(zhuǎn)垂直起降飛行器的系統(tǒng)辨識方法，其特征在于，所述步驟b中，在輸入激勵時，需考慮到激勵輸入的信號類型、頻率范...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：馬超，陳明，趙云龍，羅龍，魏繼東，潘超，賈才行，郭林業(yè)，馬全嶸，朱俊玉，于濤，操亮，
申請(專利權(quán))人：國網(wǎng)青海省電力公司超高壓公司，
類型：發(fā)明
國別省市：
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